超级军网关于涡浆涡扇涡轴在增压比大小方面的问题?
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 19:38:32
中等推力的大涵比涡扇(涵比大于4),中等推力的带加力燃烧室的小涵比涡扇(涵比小于1),中等功率的涡浆,以及中等功率的涡轴.这四种不同的航机,哪种压气机的增压比最高,哪种最小?
中等推力的大涵比涡扇(涵比大于4),中等推力的带加力燃烧室的小涵比涡扇(涵比小于1),中等功率的涡浆,以及中等功率的涡轴.这四种不同的航机,哪种压气机的增压比最高,哪种最小?
你列出的这些，速度越低的增压比越高。
另外通常对于战斗机涡扇，涵道比大于0.3都可归为大涵道比了。对于民机或非战斗机而言，战斗机没有大涵道比的涡扇。
大涵道比的好处就在于增推，省油。 大涵道比还是小推力，不知道设计来干嘛？
另外通常对于战斗机涡扇，涵道比大于0.3都可归为大涵道比了。对于民机或非战斗机而言，战斗机没有大涵道比的涡扇。
大涵道比的好处就在于增推，省油。 大涵道比还是小推力，不知道设计来干嘛？
xkaiser 发表于 2014-5-23 13:41
你列出的这些，速度越低的增压比越高。
另外通常对于战斗机涡扇，涵道比大于0.3都可归为大涵道比了。对 ...
我已经改成大涵比中推了.毕竟大涵比小推不多见.话说英国的BAe146,用的发动机(ALF 502)就是不折不扣的大涵比小推.
xkaiser 发表于 2014-5-23 13:41
你列出的这些，速度越低的增压比越高。
另外通常对于战斗机涡扇，涵道比大于0.3都可归为大涵道比了。对 ...
我已经改成大涵比中推了.毕竟大涵比小推不多见.话说英国的BAe146,用的发动机(ALF 502)就是不折不扣的大涵比小推.
PolarBaby 发表于 2014-5-23 13:49
我已经改成大涵比中推了.毕竟大涵比小推不多见.话说英国的BAe146,用的发动机就是不折不扣的大涵比小推.
通常大涵道比涡扇是最高的，因为追求极致的燃油经济性，这也与其主要用于大型远程运输机有关，后者成本中，燃油成本占了大半，同时也对飞机载荷*航程（XXX系数，忘记名词了）影响很大。
最低的通常是涡轴，因为轴向尺寸限制，压缩机级数都比较少。
我已经改成大涵比中推了.毕竟大涵比小推不多见.话说英国的BAe146,用的发动机就是不折不扣的大涵比小推.
通常大涵道比涡扇是最高的，因为追求极致的燃油经济性，这也与其主要用于大型远程运输机有关，后者成本中，燃油成本占了大半，同时也对飞机载荷*航程（XXX系数，忘记名词了）影响很大。
最低的通常是涡轴，因为轴向尺寸限制，压缩机级数都比较少。
ZQSMA 发表于 2014-5-23 13:56
通常大涵道比涡扇是最高的，因为追求极致的燃油经济性，这也与其主要用于大型远程运输机有关，后者成本中 ...
还得请教你两个小问题.
1.涡轴为什么对轴向尺寸有限制?
2.为什么大功率涡浆还是没大推力大涵比涡扇增压比高? 大功率涡浆比大推力涡扇在700KM/h以下的速度可是要省油的.
ZQSMA 发表于 2014-5-23 13:56
通常大涵道比涡扇是最高的，因为追求极致的燃油经济性，这也与其主要用于大型远程运输机有关，后者成本中 ...
还得请教你两个小问题.
1.涡轴为什么对轴向尺寸有限制?
2.为什么大功率涡浆还是没大推力大涵比涡扇增压比高? 大功率涡浆比大推力涡扇在700KM/h以下的速度可是要省油的.
PolarBaby 发表于 2014-5-23 14:05
还得请教你两个小问题.
1.涡轴为什么对轴向尺寸有限制?
涡轴主要用于直升机，尺寸上受到机体安装的限制。太长的话不好布置，隔热散热的额外代价也太高。
省油不省油是另外回事，毕竟燃油效率只是一方面，驱动方式不同，输出损耗也不一样。喷气发动机在低速下，速差过大，导致输出损耗高，假设同样地面状态，2台推力一样，排气温度什么都一样的发动机，一个排气速度300M/S，一个600M/S，后者需要的功率就要大一倍。
还得请教你两个小问题.
1.涡轴为什么对轴向尺寸有限制?
涡轴主要用于直升机，尺寸上受到机体安装的限制。太长的话不好布置，隔热散热的额外代价也太高。
省油不省油是另外回事，毕竟燃油效率只是一方面，驱动方式不同，输出损耗也不一样。喷气发动机在低速下，速差过大，导致输出损耗高，假设同样地面状态，2台推力一样，排气温度什么都一样的发动机，一个排气速度300M/S，一个600M/S，后者需要的功率就要大一倍。
ZQSMA 发表于 2014-5-23 14:12
涡轴主要用于直升机，尺寸上受到机体安装的限制。太长的话不好布置，隔热散热的额外代价也太高。
省油 ...
对了,你说过风扇也有1.8的增压比,那样的话,涡扇怎么着都比涡浆增压比要来得高.
涡轴主要用于直升机，尺寸上受到机体安装的限制。太长的话不好布置，隔热散热的额外代价也太高。
省油 ...
对了,你说过风扇也有1.8的增压比,那样的话,涡扇怎么着都比涡浆增压比要来得高.
ZQSMA 发表于 2014-5-23 14:12
涡轴主要用于直升机，尺寸上受到机体安装的限制。太长的话不好布置，隔热散热的额外代价也太高。
省油 ...
怎么说呢,涡浆没涡扇排气速度快,是因为涡浆把核心机产生的推力大部分都去推动自由涡轮了,而自由涡轮又连接着减速器,本身就消耗掉了大量的推力,自然喷气速度低于涡扇.
涡轴主要用于直升机，尺寸上受到机体安装的限制。太长的话不好布置，隔热散热的额外代价也太高。
省油 ...
怎么说呢,涡浆没涡扇排气速度快,是因为涡浆把核心机产生的推力大部分都去推动自由涡轮了,而自由涡轮又连接着减速器,本身就消耗掉了大量的推力,自然喷气速度低于涡扇.
ZQSMA 发表于 2014-5-23 13:56
通常大涵道比涡扇是最高的，因为追求极致的燃油经济性，这也与其主要用于大型远程运输机有关，后者成本中 ...
对于小涵比带加力燃烧的那种,据说增压比不能搞太高,否则在战机上用会使得发动机喘振裕度变小,因为战机在空战的时候进气速度变化是很大的,而且不稳定.我不太理解为什么高增压比发动机在战机那样的运用环境下会导致易发生喘振呢?
通常大涵道比涡扇是最高的，因为追求极致的燃油经济性，这也与其主要用于大型远程运输机有关，后者成本中 ...
对于小涵比带加力燃烧的那种,据说增压比不能搞太高,否则在战机上用会使得发动机喘振裕度变小,因为战机在空战的时候进气速度变化是很大的,而且不稳定.我不太理解为什么高增压比发动机在战机那样的运用环境下会导致易发生喘振呢?
PolarBaby 发表于 2014-5-23 14:57
对于小涵比带加力燃烧的那种,据说增压比不能搞太高,否则在战机上用会使得发动机喘振裕度变小,因为战机在 ...
"为什么高增压比发动机在战机那样的运用环境下会导致易发生喘振呢?"我个外行都能想明白，和汽车增压一样的嘛，增压大就需要涡轮转速很高，一旦涡轮转速掉下来，增压值就大幅下降，发动机运行工况变化幅度比增压值小的大呗。。。最直接影响就是进气量变化大，空燃比可能急剧变化。
对于小涵比带加力燃烧的那种,据说增压比不能搞太高,否则在战机上用会使得发动机喘振裕度变小,因为战机在 ...
"为什么高增压比发动机在战机那样的运用环境下会导致易发生喘振呢?"我个外行都能想明白，和汽车增压一样的嘛，增压大就需要涡轮转速很高，一旦涡轮转速掉下来，增压值就大幅下降，发动机运行工况变化幅度比增压值小的大呗。。。最直接影响就是进气量变化大，空燃比可能急剧变化。
PolarBaby 发表于 2014-5-23 14:57
对于小涵比带加力燃烧的那种,据说增压比不能搞太高,否则在战机上用会使得发动机喘振裕度变小,因为战机在 ...
1. 战机踹振问题并不是完全考虑压比高低，问题而是踹振余量问题，这里分为正常工作压比，和极限压比
这个间差值大，战机做各种剧烈动作，发生问题的情况就小。好的战斗机发动机，正常压比不见得大，
但极限压比，（当然这种情况下并不是长时间运行状态）可以比较大，在各种动作中可以适应各种情
况。
2. 高压比的发动机不适合高空高速情况下，压比大的好处在于增推，增航，省油，但高速情况下，则更
多的要求在于喷气速度，涡前温度，减少压气机环节的涡轮数量，把大量的能量尽量少的耗在风扇和涡
轮上，而用在增加喷气速度上，当然这种情况下，会牺牲航程，燃料节省能力。
3. 高空环境，空气稀薄，空气增加效率不如低空，高压比会带来进气跟进不足，会给发动机运行带来问题
导致加速性能，和急剧变化性能减弱
4. 高空高速，高压比带来的进出气流的平衡难度更高，气体进入发动机都要降为亚音速，高压比在高速过
程中过程中反应速度能力会减弱。
5. 跟这些相关的还有涵道比的影响，不详细说了，对于战机而言，全都是小涵道，对于战机所说的大涵道
都是在战机的发动机的各种小涵道里的比较。 和非战机的大涵道完全是两回事。
推荐你看这个帖子，http://lt.cjdby.net/thread-1764455-1-1.html
对于小涵比带加力燃烧的那种,据说增压比不能搞太高,否则在战机上用会使得发动机喘振裕度变小,因为战机在 ...
1. 战机踹振问题并不是完全考虑压比高低，问题而是踹振余量问题，这里分为正常工作压比，和极限压比
这个间差值大，战机做各种剧烈动作，发生问题的情况就小。好的战斗机发动机，正常压比不见得大，
但极限压比，（当然这种情况下并不是长时间运行状态）可以比较大，在各种动作中可以适应各种情
况。
2. 高压比的发动机不适合高空高速情况下，压比大的好处在于增推，增航，省油，但高速情况下，则更
多的要求在于喷气速度，涡前温度，减少压气机环节的涡轮数量，把大量的能量尽量少的耗在风扇和涡
轮上，而用在增加喷气速度上，当然这种情况下，会牺牲航程，燃料节省能力。
3. 高空环境，空气稀薄，空气增加效率不如低空，高压比会带来进气跟进不足，会给发动机运行带来问题
导致加速性能，和急剧变化性能减弱
4. 高空高速，高压比带来的进出气流的平衡难度更高，气体进入发动机都要降为亚音速，高压比在高速过
程中过程中反应速度能力会减弱。
5. 跟这些相关的还有涵道比的影响，不详细说了，对于战机而言，全都是小涵道，对于战机所说的大涵道
都是在战机的发动机的各种小涵道里的比较。 和非战机的大涵道完全是两回事。
推荐你看这个帖子，http://lt.cjdby.net/thread-1764455-1-1.html
你这到底是看总压比还是单极压比啊？
xkaiser 发表于 2014-5-23 17:28
1. 战机踹振问题并不是完全考虑压比高低，问题而是踹振余量问题，这里分为正常工作压比，和极限压比
...
这个经典的业余瞎编的东西，不要再拿出来扯蛋。
没有一条是对的，连基本的原理都没弄清楚。
1. 战机踹振问题并不是完全考虑压比高低，问题而是踹振余量问题，这里分为正常工作压比，和极限压比
...
这个经典的业余瞎编的东西，不要再拿出来扯蛋。
没有一条是对的，连基本的原理都没弄清楚。
PolarBaby 发表于 2014-5-23 14:41
对了,你说过风扇也有1.8的增压比,那样的话,涡扇怎么着都比涡浆增压比要来得高.
同样核心机是这样，不同的就不好说了。
对了,你说过风扇也有1.8的增压比,那样的话,涡扇怎么着都比涡浆增压比要来得高.
同样核心机是这样，不同的就不好说了。
PolarBaby 发表于 2014-5-23 14:45
怎么说呢,涡浆没涡扇排气速度快,是因为涡浆把核心机产生的推力大部分都去推动自由涡轮了,而自由涡轮又连 ...
这个就和涡桨驱动的螺旋桨有关了，大涵道比涡扇推力也大部分来自于风扇而非内涵道气流。
怎么说呢,涡浆没涡扇排气速度快,是因为涡浆把核心机产生的推力大部分都去推动自由涡轮了,而自由涡轮又连 ...
这个就和涡桨驱动的螺旋桨有关了，大涵道比涡扇推力也大部分来自于风扇而非内涵道气流。
PolarBaby 发表于 2014-5-23 14:57
对于小涵比带加力燃烧的那种,据说增压比不能搞太高,否则在战机上用会使得发动机喘振裕度变小,因为战机在 ...
也有高的，看设计了，比如F100就是30+，与同期的商用机基本相当。
只是说增压比提升虽然能提高燃油效率，但是对整机的重量控制是有问题的，更多的压气机级数和燃烧压力使得发动机的重量大幅度上升。同时使得发动机的响应速度下降，所以这里有个平衡的问题。
一个发动机采取什么设计，最终还是取决于其使用要求，压比仅仅是其中一个参数罢了。工程实现上，肯定是优先考虑主要矛盾，而不是盲目追求单一高指标。
PolarBaby 发表于 2014-5-23 14:57
对于小涵比带加力燃烧的那种,据说增压比不能搞太高,否则在战机上用会使得发动机喘振裕度变小,因为战机在 ...
也有高的，看设计了，比如F100就是30+，与同期的商用机基本相当。
只是说增压比提升虽然能提高燃油效率，但是对整机的重量控制是有问题的，更多的压气机级数和燃烧压力使得发动机的重量大幅度上升。同时使得发动机的响应速度下降，所以这里有个平衡的问题。
一个发动机采取什么设计，最终还是取决于其使用要求，压比仅仅是其中一个参数罢了。工程实现上，肯定是优先考虑主要矛盾，而不是盲目追求单一高指标。
ZQSMA 发表于 2014-5-23 20:30
也有高的，看设计了，比如F100就是30+，与同期的商用机基本相当。
只是说增压比提升虽然能提高燃油 ...
是啊,压比高必然导致压气机级数高,从而导致发动机重量上升. 要是这样的话,航机的压比恐怕是低于燃机的压比的.航机对于重量上的限制是很严格的.
也有高的，看设计了，比如F100就是30+，与同期的商用机基本相当。
只是说增压比提升虽然能提高燃油 ...
是啊,压比高必然导致压气机级数高,从而导致发动机重量上升. 要是这样的话,航机的压比恐怕是低于燃机的压比的.航机对于重量上的限制是很严格的.
ZQSMA 发表于 2014-5-23 14:12
涡轴主要用于直升机，尺寸上受到机体安装的限制。太长的话不好布置，隔热散热的额外代价也太高。
省油 ...
对了,你说的相同推力的发动机但是排气速度不同.是不是在相同推力下,排气速度快的飞行速度是否就更快些? 而排气速度慢的起飞重量就更大些呢?
涡轴主要用于直升机，尺寸上受到机体安装的限制。太长的话不好布置，隔热散热的额外代价也太高。
省油 ...
对了,你说的相同推力的发动机但是排气速度不同.是不是在相同推力下,排气速度快的飞行速度是否就更快些? 而排气速度慢的起飞重量就更大些呢?
PolarBaby 发表于 2014-5-23 22:36
是啊,压比高必然导致压气机级数高,从而导致发动机重量上升. 要是这样的话,航机的压比恐怕是低于燃机的压 ...
那倒没有，燃机成本控制要求比航机高得多，一般为了寿命都会适当降低参数。
是啊,压比高必然导致压气机级数高,从而导致发动机重量上升. 要是这样的话,航机的压比恐怕是低于燃机的压 ...
那倒没有，燃机成本控制要求比航机高得多，一般为了寿命都会适当降低参数。
PolarBaby 发表于 2014-5-23 22:40
对了,你说的相同推力的发动机但是排气速度不同.是不是在相同推力下,排气速度快的飞行速度是否就更快些? ...
不会，即时推力相同，效果一样，但是排气速度低的随着速度上升，其推力下降就比较快。
对了,你说的相同推力的发动机但是排气速度不同.是不是在相同推力下,排气速度快的飞行速度是否就更快些? ...
不会，即时推力相同，效果一样，但是排气速度低的随着速度上升，其推力下降就比较快。
ZQSMA 发表于 2014-5-23 22:41
那倒没有，燃机成本控制要求比航机高得多，一般为了寿命都会适当降低参数。
船用燃机和工业重型燃机在热效率上都能达到40%~42%,涡浆涡轴可达不到那么高的热效率.虽然后者功重比高,但是热效率也就是燃油效率却不及前者.
那倒没有，燃机成本控制要求比航机高得多，一般为了寿命都会适当降低参数。
船用燃机和工业重型燃机在热效率上都能达到40%~42%,涡浆涡轴可达不到那么高的热效率.虽然后者功重比高,但是热效率也就是燃油效率却不及前者.
PolarBaby 发表于 2014-5-23 22:47
船用燃机和工业重型燃机在热效率上都能达到40%~42%,涡浆涡轴可达不到那么高的热效率.虽然后者功重比高,但 ...
这两者通常是搭配有二次能量回收装置，不仅仅是一次动力，所以不能直接比。
比如燃蒸联合动力，就是利用燃机高温废气加热锅炉，然后用锅炉蒸汽驱动汽轮机，这套系统很重，也只有地面或船上可以用。
PolarBaby 发表于 2014-5-23 22:47
船用燃机和工业重型燃机在热效率上都能达到40%~42%,涡浆涡轴可达不到那么高的热效率.虽然后者功重比高,但 ...
这两者通常是搭配有二次能量回收装置，不仅仅是一次动力，所以不能直接比。
比如燃蒸联合动力，就是利用燃机高温废气加热锅炉，然后用锅炉蒸汽驱动汽轮机，这套系统很重，也只有地面或船上可以用。
ZQSMA 发表于 2014-5-23 22:59
这两者通常是搭配有二次能量回收装置，不仅仅是一次动力，所以不能直接比。
间冷回热技术,话说我对这技术还真的不懂原理是咋回事.
这两者通常是搭配有二次能量回收装置，不仅仅是一次动力，所以不能直接比。
间冷回热技术,话说我对这技术还真的不懂原理是咋回事.
PolarBaby 发表于 2014-5-23 23:04
间冷回热技术,话说我对这技术还真的不懂原理是咋回事.
比如燃蒸联合动力，就是利用燃机高温废气加热锅炉，然后用锅炉蒸汽驱动汽轮机，这套系统很重，也只有地面或船上可以用。
间冷回热技术,话说我对这技术还真的不懂原理是咋回事.
比如燃蒸联合动力，就是利用燃机高温废气加热锅炉，然后用锅炉蒸汽驱动汽轮机，这套系统很重，也只有地面或船上可以用。
PolarBaby 发表于 2014-5-23 23:04
间冷回热技术,话说我对这技术还真的不懂原理是咋回事.
比如燃蒸联合动力，就是利用燃机高温废气（300度以上）加热锅炉，然后用锅炉蒸汽驱动汽轮机，这套系统很重，也只有地面或船上可以用。
PolarBaby 发表于 2014-5-23 23:04
间冷回热技术,话说我对这技术还真的不懂原理是咋回事.
比如燃蒸联合动力，就是利用燃机高温废气（300度以上）加热锅炉，然后用锅炉蒸汽驱动汽轮机，这套系统很重，也只有地面或船上可以用。
PolarBaby 发表于 2014-5-23 22:47
船用燃机和工业重型燃机在热效率上都能达到40%~42%,涡浆涡轴可达不到那么高的热效率.虽然后者功重比高,但 ...
看了一页就没看到有人提热力循环的事情，可以作为热机，连基本的热力学循环都不检讨，怎么谈性能和油耗率呢。。。
燃气涡轮发动机的实际热力学循环是典型的布雷顿循环，即工质（空气）经绝热压缩-等压加热-绝热膨胀-等压发热4个过程，在工质的压力-体积图上所围出的多边形的面积就是循环的有效功，即燃料燃烧产生的热量中转换为机械能的部分。。。
很明显，对这个图形面积的增加起作用的是压缩比（P轴上的最高点与最低点之差）和加热比（V轴上左右距离）
然而实际循环中，压缩比和加热比都有限制，前者受压气机绝热压缩效率的影响，即输入压气机的机械功只有70～89%转化为压力能，剩下的转化为空气的内能，而随着空气压力的提高，空气的焓值是越来越高的，直到一定压比下输入机械能几乎完全转化成内能而无法进一步提高空气的压力。
而加热比则受材料耐高能能力和燃料热值限制（目前的涡轮前总温极限在1950K，汽油的理论燃烧温度大概2600K）
同时加热比与压比也有关系，压比越高则空气出口温度越高，在燃烧室出口温度一定（材料耐温）时压比越高则燃烧室内可以加入的燃料就越少，总循环功就越少。这样压比和加热比之间就建立了关系。
实际数值计算可以发现，对于任意给定的涡轮前总温，都有一个最佳压比使得油耗率最低。
而这个最佳压比是随着涡轮前总温的增加而增加的。。。这就是为什么F119的压比比F110的高那么多的原因，因为F119有着1950K的涡轮前总温。
同时涡轮前总温的提高则可使循环功单调增加（单位推力/单位功率）所以战斗机发动机等追求功率/重量比的发动机强调高的涡轮前总温。
还有一个结论是对于给定涡轮前总温，其最经济增压比比最高比功率增压比高很多，所以涡扇发动机的压比通常高于同样涡轮前总温的涡喷机。
而航空燃气发动机，其热力循环中的4个步骤最后一个等压放热，是在尾气-大气中进行的，受压比的影响，工质的膨胀比不能无限大（最大等于压比），所以尾气的温度不能降低到初始温度，这样初-末温差带来的工质内能是完全损失掉的。而地面燃机可以通过回热循环，即用排气加热进气的方式从排气中回收一定的热能，所以理论热效率可以很高，而飞机的回热循环（实际是间冷回热循环，因为没有压气机的中冷器，回热温差小很多，能回收的热量也少很多）目前还只是MTU的一个研究项目。。。
船用燃机和工业重型燃机在热效率上都能达到40%~42%,涡浆涡轴可达不到那么高的热效率.虽然后者功重比高,但 ...
看了一页就没看到有人提热力循环的事情，可以作为热机，连基本的热力学循环都不检讨，怎么谈性能和油耗率呢。。。
燃气涡轮发动机的实际热力学循环是典型的布雷顿循环，即工质（空气）经绝热压缩-等压加热-绝热膨胀-等压发热4个过程，在工质的压力-体积图上所围出的多边形的面积就是循环的有效功，即燃料燃烧产生的热量中转换为机械能的部分。。。
很明显，对这个图形面积的增加起作用的是压缩比（P轴上的最高点与最低点之差）和加热比（V轴上左右距离）
然而实际循环中，压缩比和加热比都有限制，前者受压气机绝热压缩效率的影响，即输入压气机的机械功只有70～89%转化为压力能，剩下的转化为空气的内能，而随着空气压力的提高，空气的焓值是越来越高的，直到一定压比下输入机械能几乎完全转化成内能而无法进一步提高空气的压力。
而加热比则受材料耐高能能力和燃料热值限制（目前的涡轮前总温极限在1950K，汽油的理论燃烧温度大概2600K）
同时加热比与压比也有关系，压比越高则空气出口温度越高，在燃烧室出口温度一定（材料耐温）时压比越高则燃烧室内可以加入的燃料就越少，总循环功就越少。这样压比和加热比之间就建立了关系。
实际数值计算可以发现，对于任意给定的涡轮前总温，都有一个最佳压比使得油耗率最低。
而这个最佳压比是随着涡轮前总温的增加而增加的。。。这就是为什么F119的压比比F110的高那么多的原因，因为F119有着1950K的涡轮前总温。
同时涡轮前总温的提高则可使循环功单调增加（单位推力/单位功率）所以战斗机发动机等追求功率/重量比的发动机强调高的涡轮前总温。
还有一个结论是对于给定涡轮前总温，其最经济增压比比最高比功率增压比高很多，所以涡扇发动机的压比通常高于同样涡轮前总温的涡喷机。
而航空燃气发动机，其热力循环中的4个步骤最后一个等压放热，是在尾气-大气中进行的，受压比的影响，工质的膨胀比不能无限大（最大等于压比），所以尾气的温度不能降低到初始温度，这样初-末温差带来的工质内能是完全损失掉的。而地面燃机可以通过回热循环，即用排气加热进气的方式从排气中回收一定的热能，所以理论热效率可以很高，而飞机的回热循环（实际是间冷回热循环，因为没有压气机的中冷器，回热温差小很多，能回收的热量也少很多）目前还只是MTU的一个研究项目。。。